強度疲勞分析的案例
彎曲工況下車輪強度、疲勞分析方法對比
1.6材料參數(shù)
輪輻、輪輞的材料參數(shù)如下表1所示
2 邊界條件
2.1模型1、2彎曲工況強度分析邊界條件
根據(jù)車輪彎曲疲勞試驗的工作原理 [2],因為車輪內(nèi)輪輞邊緣部分被試驗臺夾具壓緊固定，不能旋轉(zhuǎn)和移動，所以對內(nèi)輪輞邊緣施加全約束，即六個自由蘇全部被約束。車輪承受的彎矩是通過加載軸施加的，在加載軸的自由端施加沿y、z方向施加隨時間變化的兩個力，該力的大小等于車輪試驗彎矩除以加載軸的長度：
其中，M為試驗彎矩載荷，L為加載軸長度，t為加載時間。
2.2模型3、4、5彎曲工況強度分析邊界條件
約束車輪內(nèi)側(cè)邊緣6個方向的自由度[2]，在連接件與輪輻之間的5個螺栓上施加預(yù)緊力Fp=T/kd，其中T為螺栓的擰緊扭矩，k為汽車常用擰緊扭矩系數(shù)，d為螺栓的螺紋直徑。在加載軸的自由端沿y、z方向施加隨時間變化的兩個載荷：
2.3彎曲工況疲勞分析邊界條件
模擬車輪回轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗，計算車輪回轉(zhuǎn)彎曲疲勞壽命，螺栓安裝孔附近應(yīng)力集中比較嚴重，最大Von Mises應(yīng)力超過材料屈服強度。車輪實際安裝狀態(tài)下安裝孔附近一般不具強度風險，故不對此處靜強度及疲勞壽命做重點考察。
3 分析結(jié)果
3.1強度分析結(jié)果
考察螺栓孔附近、輪輻拉伸位置、通風孔附近的von Mises應(yīng)力,如下圖5所示。
3.2疲勞分析結(jié)果
考察輪輻拉伸位置、通風孔附近的疲勞壽命如下圖6所示。
展開 基于optistruct＋ncode汽車車輪輪輞彎曲強度分析之疲勞分析-02 ￥100
本案例在于講述如何對汽車車輪輪輞結(jié)構(gòu)強度進行彎曲工況仿真分析，尤其是如何對某點施加隨時間變化的動載荷，大家可根據(jù)實際需要并結(jié)合GBT5334-2005乘用車車輪性能要求和試驗方法去修改載荷譜。 輪輞與輪輻焊接后與輪胎組成一個整體，共同承受汽車的重力、制動力、驅(qū)動力、汽車轉(zhuǎn)向時產(chǎn)生的側(cè)向力及所產(chǎn)生的力矩，還要承受路面不平產(chǎn)生的沖擊力。
分析結(jié)果：
輪輞隨時間變化的受力變化動態(tài)云圖
分析模型：
模型及加載
加載載荷（位移加載，位移加載大小為下圖載荷的0.0001倍）：
與前期發(fā)的基于optistruct＋ncode汽車車輪輪輞彎曲強度分析之疲勞分析-01不同之處在于：前期發(fā)的案例加載是力隨時間變化的載荷，本案例加載是位移隨時間變化的載荷。
以上這部分分析在optistruct中完成，接下來根據(jù)上述彎曲強度分析的結(jié)果在ncode中進行疲勞仿真分析。
疲勞分析中所用的材料AL_ALLoy_UML_UTS400，其材料參數(shù)如下圖：
材料AL_ALLoy_UML_UTS400的S-N曲線,含應(yīng)力修正，如下圖。
展開 6110 曲軸殘余應(yīng)力數(shù)值模擬及疲勞強度分析
6110 曲軸殘余應(yīng)力數(shù)值模擬及疲勞強度分析------- 吉大碩士論文
軸疲勞.rar
疲勞耐久性分析工具——LMS Virtual.Lab Durability
LMS Virtual.Lab Component Fatigue軟件提供了已被驗證的LMS FALANCS求解器的所有疲勞壽命分析功能，包括低周疲勞、高周疲勞和無限壽命，還有焊縫和焊點分析。
利用專門的后處理功能，工程師可以快速識別和解決疲勞壽命問題，并進行多個設(shè)計選項的試驗。提供的參數(shù)化分析可以在實物樣機試驗前，利用創(chuàng)新設(shè)計方案探索設(shè)計空間
LMS Virtual.Lab Component Strength and Fatigue for NASTRAN 部件強度和疲勞分析，使用NASTRAN求解器
LMS Virtual.Lab Component Strength and Fatigue for NASTRAN是為NASTRAN用戶進行部件的強度和疲勞模擬提供了一個集成的解決方案。工具包括基于靜載情況的靜強度分析，基于動載情況的動強度分析和數(shù)值疲勞壽命預(yù)測方法。
使用同一個LMS Virtual.Lab用戶接口，耐久性工程師可以準備并自動地驅(qū)動和后處理基于NASTRAN的靜態(tài)應(yīng)力分析情況。用戶可以導入NASTRAN網(wǎng)格或從一個由CAD模型自動產(chǎn)生的CATIA/CAE網(wǎng)格開始。從基于模板的界面，用戶可以檢查網(wǎng)格的品質(zhì)，并補充修改網(wǎng)格，進行約束定義和載荷輸入，定義分析工況并啟動NASTRAN求解器。這種集成的方法消除了費時的數(shù)據(jù)處理和文件轉(zhuǎn)換，并使強度分析設(shè)置非常簡單。專門的后處理功能可以快速地放大應(yīng)力熱點。同時，通過利用動態(tài)應(yīng)力動畫顯示，可以估計出動載情況對疲勞壽命性能的影響。還有基于LMS Virtual.Lab部件疲勞，用于詳細分析的數(shù)值疲勞壽命預(yù)測方法。通過Virtual.Lab內(nèi)嵌的網(wǎng)格修改功能，可以進行設(shè)計修改。
展開 
基于SiPESC平臺焊接結(jié)構(gòu)疲勞強度分析——應(yīng)力篇
疲勞分析背景
機械構(gòu)件的連接多采用焊接結(jié)構(gòu)，在實際工作中構(gòu)件承受復(fù)雜的交變載荷，容易發(fā)生疲勞破壞。構(gòu)件的焊接接頭由于存在焊接缺陷、應(yīng)力集中和殘余拉伸應(yīng)力等，在承受交變載荷時的疲勞強度一般都低于母材的疲勞強度，疲勞破壞總是集中在焊縫區(qū)域，因此，焊縫處是工程設(shè)計人員在進行疲勞評估時的重點分析部位。在評估過程時應(yīng)力選擇和SN曲線（應(yīng)力壽命曲線）選擇極為重要。
焊接接頭的疲勞破壞模式有兩種，一種發(fā)生在焊根B處一種發(fā)生在焊趾A處。
基于FKM 規(guī)范的靜強度及疲勞強度評估解決方案
（6）
報告生成
基于FKM規(guī)范，進行構(gòu)件或焊縫的靜強度或疲勞強度評估，對應(yīng)分析的中間數(shù)據(jù)和過程及結(jié)果數(shù)據(jù)將通過報告自動生成得到，以供校核和評審使用。
高強度螺栓疲勞壽命分析與設(shè)計改進
借助有限元分析工具, 對某燃汽輪機風扇座環(huán)連接螺栓應(yīng)力及接觸狀態(tài)進行了分析研究, 并計算出了螺栓的應(yīng)力幅值。
將 ASME 標準與應(yīng)變方法的疲勞曲線進行了對比分析研究, 確定選用 ASME 標準中的疲勞曲線進行螺栓疲勞壽命分析, 并與現(xiàn)場運行統(tǒng)計數(shù)據(jù)進行對比分析, 給出了一套有效的螺栓疲勞壽命預(yù)測方法。并在此基礎(chǔ)上給出提高螺栓使用壽命的結(jié)構(gòu)改進的方法。
螺栓連接作為一種重要的結(jié)構(gòu)連接方式, 已廣泛應(yīng)用于各類工程領(lǐng)域中。然而, 在高預(yù)緊力載荷以及交變載荷作用下, 高強度螺栓發(fā)生疲勞斷裂的事故時有發(fā)生。針對高強度連接螺栓的疲勞壽命, 科研人員做了大量的研究并取得了一系列成果。
在此基礎(chǔ)上, 本研究以某型號燃汽輪機風扇座環(huán)連接螺栓為研究對象, 借助有限元分析方法, 對該螺栓的應(yīng)力幅值及各連接部件的接觸應(yīng)力狀態(tài)進行了分析和對比研究, 并基于疲勞分析方法對初始以及改進的螺栓壽命進行了預(yù)估分析, 從而確定螺栓疲勞的分析方法以及優(yōu)化改進的方案。
研究對象概況
作為研究對象的某燃汽輪機風扇座環(huán)連接螺栓結(jié)構(gòu)布置如圖1所示, 機組運行轉(zhuǎn)速為 3000 r/min, 在啟停機次數(shù)大約 800次之后, 風扇座環(huán)連接螺栓發(fā)生斷裂。斷口分析認為, 其螺栓破壞為低周疲勞斷裂。
從螺栓疲勞斷口圖 (見圖2) 來看：區(qū)域A為裂紋萌生區(qū)域, 該區(qū)域為螺紋的根部區(qū)域, 參考 ASME 標準, 該部位的應(yīng)力集中系數(shù)不小于3.9, 屬于應(yīng)力敏感區(qū)域, 也是螺栓斷裂的常見多發(fā)位置;區(qū)域 B 為裂紋擴展區(qū)域;區(qū)域 C 為斷裂失效區(qū)。
展開 汽輪機轉(zhuǎn)子疲勞強度理論研究現(xiàn)狀與展望
汽輪機轉(zhuǎn)子疲勞強度理論研究現(xiàn)狀與展望
荊建平，孟光
(上海交通大學國家振動、沖擊和噪聲重點實驗室，上海200030)
摘要：對目前汽輪機轉(zhuǎn)子疲勞強度理論的研究現(xiàn)狀進行了綜述，分析了汽輪機轉(zhuǎn)子疲勞強度理論的局限性和存在
的問題，并對當前的損傷力學理論進行了簡要的介紹，闡述了將損傷力學理論應(yīng)用于轉(zhuǎn)子疲勞強度分析的優(yōu)越性。
最后，就汽輪機轉(zhuǎn)子疲勞強度的損傷力學研究進行了展望。
汽輪機轉(zhuǎn)子疲勞強度理論研究現(xiàn)狀與展望.pdf
proe建模_patran Nastran強度分析_fatigue疲勞分析
(1)
對模型進行強度分析，找出應(yīng)力分布圖。（本人已解決）
(2)
對模型進行S-N疲勞壽命分析，找出模型的壽命云圖。材料隨便,是鋼材就行,載荷要求兩個面上的壓力30分鐘作用一次。（期待高人解決）
2 模型建立
三維建模軟件roE
強度分析:msc.patran，msc.nastran(2005R2版本)；
疲勞分析：msc.fatigue(2005R2，獨立版)
3 三維建模
三維模型很簡單，在proe中用mmns_part_solid模板建立模型，即單位為毫米，噸。模型尺寸為：兩段都為矩形梁，截面為正方形，邊長分別是30mm，15mm，長度分別是100mm，80mm，兩端方形梁的過渡段倒圓角半徑為5mm。建立好的模型如下圖：
4 模型轉(zhuǎn)化
將模型另存為ACIS文件，格式為sat文件。轉(zhuǎn)化的目的是為了更好的導入到patran中，當然也可以用其他格式導入。
5.強度分析
5.1 模型導入
啟動Patran，新建文件FromBeginToEnd，選擇File-Import導入模型。設(shè)置如下圖。
注意“ACIS Options…”，點擊進入單位設(shè)置，出現(xiàn)
點擊“Model Units…“，設(shè)置成如下圖
說明：此步驟的單位設(shè)置很重要，即在Patran中我們將使用工程單位：mm，Mpa，N，Tone等。
展開 《汽車結(jié)構(gòu)剛強度及疲勞分析》專業(yè)教材
本教程包含了結(jié)構(gòu)分析的相關(guān)知識要點，從網(wǎng)格劃分開始，到線性分析、非線性分析、疲勞分析等。前處理使用了ANSA(僅網(wǎng)格劃分)、HyperWorks(網(wǎng)格劃分、NASTRAN、ABQUS)、ABAQUS、nCode相關(guān)CAE分析軟件。其中針對汽車CAE結(jié)構(gòu)開發(fā)中的分析要求進行了匯總整理，隨著時間推移其中一些分析方法有可能已更新，但還是有參考價值。雖然使用HyperWorks中的ABAQUS能夠解決汽車結(jié)構(gòu)分析的很多問題，但是直接使用ABAQUSCAE能夠更明確其中的原理，建議在HyperMesh完成前處理，在ABAQUSCAE中完成分析模型搭建。僅僅完成分析是不夠的，同時需要具備堅實的理論基礎(chǔ)和試驗經(jīng)驗。本教程的首要目的是積累學習過程中的知識點，方便于后續(xù)查閱，其次幫助自己梳理知識架構(gòu)，能夠?qū)φw進行把控，最后是讓自己養(yǎng)成一個習慣。以上也是每個人學習過程中都要經(jīng)歷的過程，單純看看或者是隨手記一下，均有可能會遺忘、丟失。所以系統(tǒng)的歸納是必須的。本教程能夠讓剛?cè)腴T的工程師快速進入到結(jié)構(gòu)分析工作中，雖然試驗是必要的，但是對于CAE從業(yè)人員來說，快速掌握CAE分析技術(shù)、技巧也是頭等大事。
大概的目錄請見下文，了解內(nèi)容詳情和詳細目錄請加VX。注：無法開發(fā)票，介意者就不要考慮了；因為無法開發(fā)票要求便宜點的，也不要考慮了；我是學生要求便宜點的，也不要考慮了，我被坑了幾次了。畢竟積累這些知識是需要大量的時間的，所以也請尊重知識付費。
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展開 金屬材料疲勞強度的8大主要影響因素 附疲勞強度徐灝下載
比較而言，碳是影響材料強度的最主要因素。而一些在鋼中形成夾雜物的雜質(zhì)元素則對疲勞強度產(chǎn)生不利影響。
6. 熱處理和顯微組織的影響
不同的熱處理狀態(tài)會得到不同的顯微組織，因此，熱處理對疲勞強度的影響，實質(zhì)上就是顯微組織的影響。同一成分的材料，由于熱處理不同，雖然可以得到相同的靜強度，但由于組織的不同，疲勞強度可在相當大的范圍內(nèi)變化。
在相同的強度水平時，片狀珠光體的疲勞強度明顯要低于粒狀珠光體。同是粒狀珠光體，其滲碳體顆粒越細小，則疲勞強度越高。
顯微組織對材料疲勞性能的影響，除了和各種組織本身的機械性能特性有關(guān)外，還和晶粒度以及復(fù)合組織中組織的分布特征有關(guān)。細化晶粒可提高材料的疲勞強度。
7. 夾雜物的影響
夾雜物本身或由它而產(chǎn)生的孔洞相當于微小缺口，在交變載荷作用下將產(chǎn)生應(yīng)力集中和應(yīng)變集中，成為疲勞斷裂的裂紋源，對材料的疲勞性能造成不良影響。夾雜物對疲勞強度的影響不僅取決于夾雜物的種類、性質(zhì)、形狀、大小、數(shù)量和分布，而且還取決于材料的強度水平以及外加應(yīng)力水平及狀態(tài)等因素。
不同類型的夾雜物其機械和物理性能不同，和母材性能之間的差異不同，對疲勞性能的影響也不同。一般說來，易變形的塑性夾雜物（如硫化物）對鋼的疲勞性能影響較小，而脆性夾雜物（如氧化物、硅酸鹽等）則有較大的危害。比基體膨脹系數(shù)大的夾雜物）因在基體中產(chǎn)生壓應(yīng)力而影響小，而比基體膨脹系數(shù)小的夾雜物因在基體中產(chǎn)生拉應(yīng)力而影響大。
夾雜物與母材結(jié)合的緊密程度也會影響疲勞強度。硫化物易于變形，和母材結(jié)合緊密，而氧化物易于脫離母材，造成應(yīng)力集中。由此可知，從夾雜物的類型來說，硫化物的影響較小，而氧化物、氮化物和硅酸鹽等則是危害較大的。
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基于optistruct＋ncode汽車車輪輪輞彎曲強度分析之疲勞分析-01 ￥80
本案例在于講述如何對汽車車輪輪輞結(jié)構(gòu)強度進行彎曲工況仿真分析，尤其是如何對某點施加隨時間變化的動載荷，大家可根據(jù)實際需要并結(jié)合GBT5334-2005乘用車車輪性能要求和試驗方法去修改載荷譜。 輪輞與輪輻焊接后與輪胎組成一個整體，共同承受汽車的重力、制動力、驅(qū)動力、汽車轉(zhuǎn)向時產(chǎn)生的側(cè)向力及所產(chǎn)生的力矩，還要承受路面不平產(chǎn)生的沖擊力。
輪輞隨時間變化的受力變化動態(tài)云圖
加載曲線：
以上這部分分析在optistruct中完成，接下來根據(jù)上述彎曲強度分析的結(jié)果在ncode中進行疲勞仿真分析。
疲勞分析中所用的材料AL_ALLoy_UML_UTS400，其材料參數(shù)如下圖：
材料AL_ALLoy_UML_UTS400的S-N曲線,含應(yīng)力修正，如下圖。
分析結(jié)果：
損傷云圖
壽命云圖
從疲勞仿真分析的結(jié)果可以看出損傷最大的位置主要集中在螺栓孔連接處，且按照彎曲強度分析中定義的載荷譜，車輪危險點疲勞壽命為1777.2037次循環(huán)。
具體操作方法、疲勞設(shè)置、模型文件見附件。如購買本案例的朋友針對案例仿真操作實現(xiàn)有什么問題，請私信我。
展開 飛機結(jié)構(gòu)疲勞強度分析
1、飛機結(jié)構(gòu)靜強度與結(jié)構(gòu)可靠性計算: 結(jié)構(gòu)靜強度計算方法有多種，但結(jié)構(gòu)靜強度計算仍是結(jié)構(gòu)設(shè)計的基礎(chǔ)，主要體現(xiàn)在下列三個階段。
1）飛機總體設(shè)計中的結(jié)構(gòu)布局和結(jié)構(gòu)形式的確定
2）對結(jié)構(gòu)連接部位、開口區(qū)、復(fù)合材料鋪層等細節(jié)進行設(shè)計計算
3）結(jié)構(gòu)靜強度校核階段
2、機翼和機身的強度估算：一般采用有限元方法，但在結(jié)構(gòu)初步設(shè)計和結(jié)構(gòu)強度分析時，常采用薄壁結(jié)構(gòu)力學方法。
3、結(jié)構(gòu)可靠性概念：可靠性是指結(jié)構(gòu)在規(guī)定條件下和規(guī)定時間內(nèi)，完成規(guī)定功能的能力。結(jié)構(gòu)可靠性定義的要素是三個“規(guī)定”(“規(guī)定條件”、“規(guī)定時間”、“規(guī)定功能”）
結(jié)構(gòu)在規(guī)定的條件下和規(guī)定的時間內(nèi)，完成規(guī)定功能的概率稱為可靠度。
結(jié)構(gòu)在規(guī)定的條件下和規(guī)定的時間內(nèi)，喪失規(guī)定功能的概率稱為不可靠度或失效概率。
作為飛機結(jié)構(gòu)的可靠性問題，從定義上可以理解為：“結(jié)構(gòu)在規(guī)定的使用載荷/環(huán)境工作下及規(guī)定的時間內(nèi)，為防止各種失效或有礙正常工作功能的損傷，應(yīng)保持其必要的強剛度、抗疲勞斷裂以及耐久性能力。”可靠度則應(yīng)是這用能力的概率度量。
4、1）結(jié)構(gòu)靜強度可靠性是指結(jié)構(gòu)元件或結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的強度大于工作應(yīng)力的概率；
2）結(jié)構(gòu)安全壽命可靠性是指結(jié)構(gòu)的裂紋形成壽命小于使用壽命的概率；
3）結(jié)構(gòu)損傷容限可靠性則一方面指結(jié)構(gòu)剩余強度大于工作應(yīng)力的概率，另一方面指結(jié)構(gòu)在規(guī)定的未修使用期內(nèi)，裂紋擴展小于裂紋容限的概率。
4）其它可靠度度量方法：
結(jié)構(gòu)的失效概率F(t)，指結(jié)構(gòu)在t時刻之前破壞的概率；
失效率λ(t)，指在t時刻以前未發(fā)生破壞的條件下，在t時刻的條件破壞概率密度；
平均無故障時間MTTF(Mean Time ToFailure)，指從開始使用到發(fā)生故障的工作時間的期望值。
5、飛機結(jié)構(gòu)承受的疲勞載荷：
1）機動載荷：它是由于飛機在機動飛行中，過載的大小和方向不斷改變而使飛機承受的氣動交變載荷。
展開 飛機結(jié)構(gòu)疲勞強度與斷裂分析
如開孔、開槽、倒角、螺紋等處容易出現(xiàn)疲勞裂紋。
（二）表面加工質(zhì)量的影響
大量的破壞事例也證明：表面加工質(zhì)量不高，也是影響飛機結(jié)構(gòu)疲勞強度的重要因素。
（三）裝配效應(yīng)的影響
使用經(jīng)驗和疲勞試驗表明，各種裝配效應(yīng)對結(jié)構(gòu)的疲勞強度影響很大。
（四）使用環(huán)境的影響
1.腐蝕疲勞
金屬受到腐蝕，將產(chǎn)生“腐蝕疲勞”，使疲勞強度降低，因為腐蝕使金屬表面產(chǎn)生無數(shù)的小應(yīng)力集中點，促使疲勞裂紋的形成。
2.擦傷疲勞
當兩個相互接觸的固體表面具有微小的相對運動時，表面會受到損傷，這就會引起“擦傷疲勞”（或稱“擦傷腐蝕”）。
3.高溫疲勞和低溫疲勞
溫度對結(jié)構(gòu)的疲勞強度也有影響。
4.熱疲勞
構(gòu)件在交變的熱應(yīng)力作用下引起的破壞稱為“熱疲勞”。這種熱應(yīng)力主要來自兩方面，①由溫度分布不均所引起的；②限制金屬自由膨脹或收縮所引起的。熱疲勞破壞常常表現(xiàn)為金屬表面細微裂紋網(wǎng)絡(luò)的形成，叫做“龜裂”。
5.聲疲勞
在聲環(huán)境下工作的構(gòu)件，因為受到噪音的激勵而產(chǎn)生振動，由這種強迫振動引起的破壞，稱為“聲疲勞”或“噪音疲勞”。
五、提高飛機結(jié)構(gòu)疲勞強度的措施
目前飛機設(shè)計制造，在結(jié)構(gòu)布局、材料選擇和工藝方法等方面，都采取了許多措施來提高飛機結(jié)構(gòu)疲勞強度。這里僅就與使用維護有關(guān)的方面作一介紹。
（一）減緩局部應(yīng)力
由于應(yīng)力集中是影響疲勞強度的主要因素。因此，減緩局部應(yīng)力是提高構(gòu)件疲勞強度的一項重要措施。在維護使用中減緩局部應(yīng)力的方法，主要是增大圓角半徑和打止裂孔。
展開 飛機結(jié)構(gòu)疲勞強度與斷裂分析
（三）裝配效應(yīng)的影響
使用經(jīng)驗和疲勞試驗表明，各種裝配效應(yīng)對結(jié)構(gòu)的疲勞強度影響很大。
（四）使用環(huán)境的影響
1.腐蝕疲勞
金屬受到腐蝕，將產(chǎn)生“腐蝕疲勞”，使疲勞強度降低，因為腐蝕使金屬表面產(chǎn)生無數(shù)的小應(yīng)力集中點，促使疲勞裂紋的形成。
2.擦傷疲勞
當兩個相互接觸的固體表面具有微小的相對運動時，表面會受到損傷，這就會引起“擦傷疲勞”（或稱“擦傷腐蝕”）。
3.高溫疲勞和低溫疲勞
溫度對結(jié)構(gòu)的疲勞強度也有影響。
4.熱疲勞
構(gòu)件在交變的熱應(yīng)力作用下引起的破壞稱為“熱疲勞”。這種熱應(yīng)力主要來自兩方面，①由溫度分布不均所引起的；②限制金屬自由膨脹或收縮所引起的。熱疲勞破壞常常表現(xiàn)為金屬表面細微裂紋網(wǎng)絡(luò)的形成，叫做“龜裂”。
5.聲疲勞
在聲環(huán)境下工作的構(gòu)件，因為受到噪音的激勵而產(chǎn)生振動，由這種強迫振動引起的破壞，稱為“聲疲勞”或“噪音疲勞”。
五、提高飛機結(jié)構(gòu)疲勞強度的措施
目前飛機設(shè)計制造，在結(jié)構(gòu)布局、材料選擇和工藝方法等方面，都采取了許多措施來提高飛機結(jié)構(gòu)疲勞強度。這里僅就與使用維護有關(guān)的方面作一介紹。
（一）減緩局部應(yīng)力
由于應(yīng)力集中是影響疲勞強度的主要因素。因此，減緩局部應(yīng)力是提高構(gòu)件疲勞強度的一項重要措施。在維護使用中減緩局部應(yīng)力的方法，主要是增大圓角半徑和打止裂孔。
1.增大圓角半徑
減緩局部應(yīng)力的一般原則是：防止截面有急劇的變化，當這種變化不可避免時，應(yīng)保證這種變化有足夠的圓角半徑。
殲6飛機前起落架輪叉在接耳根部易產(chǎn)生裂紋，就是由于接耳根部的圓角半徑過小（只有），且接耳根部外緣的圓弧過渡區(qū)過小或根本未加工出來，形成尖角造成的。針對這一情況，部隊采用了銼修和打磨的方法，工廠將接耳根部圓角半徑加大到并使根部外緣有一定寬度的圓弧過渡面（圖），從而排除了這一故障。
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